【技术实现步骤摘要】
高超声速飞行器热防护材料地面模拟试验系统及方法
本专利技术属于激光技术及应用领域,涉及一种模拟试验系统,尤其涉及一种利用高能连续激光模拟气动加热,表面气流模拟高速气流氧化和剥蚀,力学加载系统模拟气动载荷的高超声速飞行器热防护材料地面模拟试验系统及方法。
技术介绍
高超声速飞行器再入过程中会承受剧烈的气动加热,热防护系统必不可少。在真正投入使用前,高超声速飞行器必须进行热防护与热结构试验考核。目前,通用的测试方法有三种:一是采用等离子体电弧风洞产生具有高焓、高热流、长时间的高压气流模拟气动加热的过程,如德国PWK等离子体风洞。但是该设备准备时间长、试验成本高、可靠性差,目标体积严重受限于风洞试验段函道的尺寸,不利于大量开展试验。二是燃气流风洞,即使用化学燃料的燃烧产物为工作介质的高速风洞,如美国NASA兰利空间研究中心的热结构风洞。这种模拟方法的优势是可以做全尺寸真实构件的环境性能试验,缺点是运行时间很短,且燃气成分与空气成分差别很大。三是辐射加热方法,即采用电感应加热或石英灯阵模拟气动加热,真空系统和供气系统模拟再入大气的气体环境(如气体压力和气体组分等),如德国的Induthern系统。该设备的优点是试件尺寸可以很大,试验成本低可以在短时间内进行多次试验,缺点是辐射加热试验中缺少了热气流的流动条件,不能真实地模拟再入环境的氧化烧蚀作用,且温度一般在1700℃以下。因此,需要有一种新的针对高超声速飞行器再入大气环境的材料热防护性能模拟试验系统弥补上述方法的不足。
技术实现思路
本专利技术的目的是提供一种利用激光加热、表面气流和力学加载装置相结合的高超声速飞行器 ...
【技术保护点】
1.一种高超声速飞行器热防护材料地面模拟试验系统,其特征在于:包括激光器(1)、微透镜阵列(3)、准直透镜(4)、石墨光阑(5)、热像仪(6)、电子万能试验机(7)、氧气储气瓶(10)、氮气储气瓶(11)、混合容器(12)、氧气流量控制阀(13)、氮气流量控制阀(14)、混合气体流量控制阀(15)、气流喷管(16)、皮托管(17)、气压表(18)以及力学加载杆(19);试件(8)安装在电子万能试验机(7)上;激光器(1)产生的激光光束(2)依次经过微透镜阵列(3)、准直透镜(4)和石墨光阑(5)后从石墨光阑(5)小孔出射的激光光束对试件(8)全覆盖;热像仪(6)用于监测试件(8)在激光辐照下的温升;氧气储气瓶(10)与混合容器(12)之间安装氧气流量控制阀(13);氮气储气瓶(11)与混合容器(12)之间安装氮气流量控制阀(14);混合容器(12)的出口连接气流喷管(16)入口,气流喷管(16)出口正对试件的一侧;混合气体流量控制阀(15)安装在气流喷管(16)上;皮托管(17)设置在气流喷管(16)出口处,用于测量混合气体的速度,气压表(18)安装在混合容器(12)与气流喷管(16) ...
【技术特征摘要】
1.一种高超声速飞行器热防护材料地面模拟试验系统,其特征在于:包括激光器(1)、微透镜阵列(3)、准直透镜(4)、石墨光阑(5)、热像仪(6)、电子万能试验机(7)、氧气储气瓶(10)、氮气储气瓶(11)、混合容器(12)、氧气流量控制阀(13)、氮气流量控制阀(14)、混合气体流量控制阀(15)、气流喷管(16)、皮托管(17)、气压表(18)以及力学加载杆(19);试件(8)安装在电子万能试验机(7)上;激光器(1)产生的激光光束(2)依次经过微透镜阵列(3)、准直透镜(4)和石墨光阑(5)后从石墨光阑(5)小孔出射的激光光束对试件(8)全覆盖;热像仪(6)用于监测试件(8)在激光辐照下的温升;氧气储气瓶(10)与混合容器(12)之间安装氧气流量控制阀(13);氮气储气瓶(11)与混合容器(12)之间安装氮气流量控制阀(14);混合容器(12)的出口连接气流喷管(16)入口,气流喷管(16)出口正对试件的一侧;混合气体流量控制阀(15)安装在气流喷管(16)上;皮托管(17)设置在气流喷管(16)出口处,用于测量混合气体的速度,气压表(18)安装在混合容器(12)与气流喷管(16)的结合部位,用于测量混合容器(12)中的气压。2.根据权利要求1所述的一种高超声速飞行器热防护材料地面模拟试验系统,其特征在于:还包括下吸装置(9);所述下吸装置(9)安装在试件(8)另一侧,其用于吸收试件(8)表面产生的烧蚀产物。3.根据权利要求1所述的一种高超声速飞行器热防护材料地面模拟试验系统,其特征在于:激光器(1)为连续半导体激光器,功率范围为500W~2000W,且功率连续可调。4.根据权利要求1所述的一种高超声速飞行器热防护材料地面模拟试验系统,其特征在于:所述微透镜阵列(3)为两个,且规格相同;所述微透镜阵列(3)的形状为正方形,尺寸为10mm×10mm,阵列规格为9×9,微透镜阵列(3)上阵列的微透镜的尺寸为1015um的方形透镜,阵列间距15um,微透镜的曲率半径范围为50mm~120mm;所述准直透镜(4)直径范围20mm~200mm。5.根据权利要求1所述的一种高超声速飞行器热防护材料地面模拟试验系统,其特征在于:所述石墨光阑(5)为中心带有小孔的正方形光阑,边长范围为30mm~1000mm;所述小孔形状为正方形,通孔边长范围为5mm~800mm。6.根据权利要求1所述的一种高超声速飞行器热防护材料地面模拟试验系统,其特征在于:气流喷管(16)截面的长度尺寸应略大于光斑边长,长度范围为30mm~1000mm。7.一种高超声速飞行器热防护材料地面模拟试验方法,其特征在于,采用了如权利要求1所述的高超声速飞行器热防护材料地面模拟试验系统,实现以下四个模拟试验步骤:模拟试验步骤A:采用激光辐照加热的方式,模拟飞行器表面气动加热效果;具体实现步骤为:A1、根据飞行器实际飞行场景中气动加热的热流密度计算地面模拟试验中需要的激光到靶功率密度;A2、基于步骤A1中计算得到的激光到靶功率密度调节激光器输出功率,使经过微透镜阵列匀化、准直透镜准直、石墨光阑限孔后的激光光...
【专利技术属性】
技术研发人员:王家伟,张冉,朱永祥,韦成华,马志亮,吴丽雄,王立君,
申请(专利权)人:西北核技术研究院,
类型:发明
国别省市:陕西,61
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